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公开(公告)号：CN110554974B
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN201910725402.0
申请日：2019-08-07
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F12/02 , G06F12/1081
摘要： 本发明公开了一种提升全数字卫星姿轨控软件运行平台运行倍数的方法，其中读操作步骤包括：向地址线输出目标读取地址，同时读信号置位；检测到读信号被置位后，立即完成地址译码并输出片选信号；检测到读信号后，完成地址线锁存，并将目标地址内的数据发送至数据线；在固定时间后通知CPU取数；写操作步骤包括：向地址线输出目标写入地址，向数据线输出目标写入数据，同时写信号置位；检测到写信号被置位后，立即完成地址译码并输出片选信号；检测到写信号后，完成地址线和数据线锁存，并按照数据线和地址线的数据完成写操作；在固定时间后通知CPU写数。该方法保证了系统运行的高效准确，同时具备进一步提升全数字平台运行效率的能力。
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公开(公告)号：CN111332501B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202010120467.5
申请日：2020-02-26
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种卫星姿态控制系统的多控制多基准的设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：姿态基准有效性设置；步骤二：姿态基准确定准则的选择；步骤三：姿态基准的确定和控制姿态赋值；步骤四：模式控制算法、控制参数的选择及赋值；步骤五：控制输出计算。本发明使姿态测量单机的故障隔离能力更强，姿态基准切换自主性更方便，控制模式维持性更好。
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公开(公告)号：CN112596961A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011387893.1
申请日：2020-12-01
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种星载计算机自动化测试方法及系统，所述方法包括：录入预设测试脚本；根据所述预设测试脚本生成控制指令；将所述控制指令发送至嵌入式测试软件，以对待测试的星载计算机进行测试；接收所述待测试的星载计算机的测试结果；对所述测试结果进行数据分析，以生成所述待测试的星载计算机的测试报告。本发明可以根据空间飞行器的功能需求或空间飞行器中星载计算机的测试需求，实现对星载计算机的自动化测试，显著提升星载计算机的测试效率，进而极大地缩短空间飞行器的研制周期。
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公开(公告)号：CN113029193B
公开(公告)日：2022-12-23
申请号：CN202110203861.X
申请日：2021-02-23
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C25/00
摘要： 本发明公开了一种陀螺仪死区的在线辨识方法，包含以下步骤：确认陀螺仪已处于在线使用的状态；根据卫星运行轨道可选用利用轨道角速度或利用卫星在单陀螺基准下的运动特性去辨识出陀螺仪的死区；其中，所述利用轨道角速度辨识出陀螺仪的死区，是通过姿态偏置，让轨道角速度在陀螺仪IRA上产生一个分量，不断增大卫星与待测轴的偏置角度，直至陀螺仪敏感出轨道角速度；所述利用卫星在单陀螺基准下的运动特性辨识出陀螺仪的死区，是在单陀螺基准下，使用陀螺积分算法进行姿态控制。本发明可以不借助测试转台，对在轨卫星的陀螺仪死区进行辨识，具有技术优势和推广价值。
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公开(公告)号：CN111332501A
公开(公告)日：2020-06-26
申请号：CN202010120467.5
申请日：2020-02-26
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种卫星姿态控制系统的多控制多基准的设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：姿态基准有效性设置；步骤二：姿态基准确定准则的选择；步骤三：姿态基准的确定和控制姿态赋值；步骤四：模式控制算法、控制参数的选择及赋值；步骤五：控制输出计算。本发明使姿态测量单机的故障隔离能力更强，姿态基准切换自主性更方便，控制模式维持性更好。
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公开(公告)号：CN106494646B
公开(公告)日：2019-03-26
申请号：CN201611020755.3
申请日：2016-11-21
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开一种磁阻尼重捕地球控制方法，包含：采用磁阻尼控制方法设置俯仰飞轮转速保持在偏置动量目标转速，磁阻尼控制完成后，星体俯仰角速度跟随地磁场变化；采用飞轮PI控制方法，飞轮转速指令中设置俯仰飞轮转速偏置量，在磁阻尼和重捕地球过程中，俯仰飞轮转速偏置量保持在偏置动量中心转速；磁阻尼控制完成，当地平仪姿态可用且控制用姿态不超过预设阈值，直接由磁阻尼控制转入偏置动量飞轮对地控制。本发明基于磁轮联控模式下俯仰轴运动规律，利用地平仪弦宽信息，在磁阻尼控制基础上自主建立偏置动量对地定向控制，避免了偏置动量飞轮消旋控制，因此该方法简洁，易于工程实现。
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公开(公告)号：CN106542120B
公开(公告)日：2018-11-02
申请号：CN201610877412.2
申请日：2016-09-30
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： B64G1/32
摘要： 飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法，步骤为：(1)根据磁强计测量得到的地磁场强度矢量B确定磁控矩阵Γ(b)，并根据实际的飞轮可用情况，确定飞轮控制矩阵Kw；(2)计算三轴姿态控制用磁电流指令Izk＝Kic*Mzk；(3)计算三轴磁卸载用磁电流指令Ixz＝Kic*Mxz；(4)计算磁力矩器指令Ick＝Izk+Ixz；在磁力矩器按照磁力矩器指令进行姿态控制的同时，可用的反作用飞轮继续基于指令力矩Tc进行姿态控制。本发明方法在系统仅剩下任意的两台甚至一台飞轮可用时，结合三轴磁力矩器实现了卫星三轴姿态高精度控制，适用于长期对地定向控制或长期对日定向控制，也适用于卫星任意姿态大角度机动控制。
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公开(公告)号：CN106292677A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610560459.6
申请日：2016-07-15
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05D1/08
CPC分类号： G05D1/0883
摘要： 本发明公开一种基于恒星时角的姿态控制方法，包含：S1、获取卫星的当前星上时间对应的儒略世纪；S2、计算恒星时角；S3、计算得到的轨道坐标系与惯性坐标系之间的姿态转换四元数；S4、计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态四元数；S5、计算俯仰-滚动-偏航转序下卫星本体系下的欧拉角，得到基于星敏感器信息的姿态确定角；S6、执行PD控制算法，计算得到控制力矩；重复S1至S6，实现卫星的自主连续导航和姿态控制。本发明仅通过恒星时角的计算，进行航天器位置自主导航和姿态控制，解决异常状态下因无法获取地面或GNSS测定轨信息的问题，从而实现卫星的自主管理，提高卫星的可靠性和生存能力。
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公开(公告)号：CN115655284B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202211274599.9
申请日：2022-10-18
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01C21/24
摘要： 本发明公开了一种高动态下相对导航的时间对准与补偿方法，包括：步骤S1、获取卫星姿态数据，跟瞄测量数据和跟瞄测量数据时戳；步骤S2、将卫星姿态数据递推对齐到跟瞄测量数据时戳；步骤S3、将时间对齐后的卫星姿态数据和跟瞄测量数据作为量测输入进行相对导航滤波解算，得到对应于跟瞄测量数据时戳的轨道坐标系下，目标星相对于追踪星的相对位置和相对速度；步骤S4、将相对位置和相对速度作为初始值，以CW解析解作为递推方程，对初始值进行递推至当前解算时刻，得到补偿后的目标星相对于追踪星的相对位置和相对速度。本发明能够有效的减小由于跟瞄测量数据时延带来的相对测量误差，提高相对导航精度和相对指向精度。
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公开(公告)号：CN111367257B
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202010144803.X
申请日：2020-03-04
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05B23/02
摘要： 本发明根据在轨自主导航制导任务特点及其对仿真快速性的要求，提供一种运用于控制系统的双重超实时快速仿真测试系统，通过虚拟计算机、动力学模型、数据总线和协同仿真模块实现硬件超实时+软件超实时双重超实时嵌套方式的仿真；其中硬件超实时面向任务全过程的GNC系统闭环回路模拟，普适性强，仿真精度高；软件超实时面向任务自由运行阶段的快速状态递推，仿真加速比高。本发明能够综合两者优势，仿真过程中两种超实时方式协调配合使用可有效加快仿真进程，满足试验快速性要求。
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